Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 505 AIRFOIL (goe505-il) Xfoil prediction polar at RE=50,000 Ncrit=9


Details Polar file
Airfoil: GOE 505 AIRFOIL (goe505-il)
Reynolds number: 50,000
Max Cl/Cd: 12.31 at α=4°
Description: Mach=0 Ncrit=9
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe505-il-50000.txt
Download as CSV file: xf-goe505-il-50000.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 505 AIRFOIL                                 
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.050 e 6     Ncrit =   9.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -8.500  -0.3395   0.13126   0.12534  -0.0159   1.0000   0.1952
  -8.250  -0.3551   0.13053   0.12469  -0.0150   1.0000   0.1995
  -8.000  -0.3862   0.13135   0.12563  -0.0142   1.0000   0.2013
  -7.750  -0.3704   0.12606   0.12036  -0.0127   1.0000   0.2046
  -7.500  -0.3640   0.12312   0.11744  -0.0108   1.0000   0.2105
  -7.250  -0.3797   0.12202   0.11642  -0.0094   1.0000   0.2154
  -7.000  -0.4119   0.12217   0.11670  -0.0078   1.0000   0.2176
  -6.750  -0.4524   0.12266   0.11731  -0.0059   1.0000   0.2184
  -6.500  -0.4039   0.11537   0.10997  -0.0043   1.0000   0.2259
  -6.250  -0.4199   0.11392   0.10859  -0.0021   1.0000   0.2303
  -6.000  -0.4534   0.11349   0.10827  -0.0007   1.0000   0.2341
  -5.750  -0.4735   0.11156   0.10639  -0.0008   1.0000   0.2365
  -5.500  -0.4579   0.10736   0.10223   0.0026   1.0000   0.2410
  -5.250  -0.4643   0.10512   0.10002   0.0039   1.0000   0.2473
  -5.000  -0.4883   0.10395   0.09885   0.0013   1.0000   0.2532
  -4.750  -0.4785   0.09986   0.09483   0.0051   1.0000   0.2570
  -4.500  -0.4796   0.09739   0.09238   0.0062   1.0000   0.2645
  -4.250  -0.4863   0.09487   0.08984   0.0049   1.0000   0.2716
  -4.000  -0.4816   0.09193   0.08695   0.0076   1.0000   0.2779
  -3.750  -0.4832   0.08952   0.08449   0.0062   1.0000   0.2888
  -3.500  -0.4789   0.08687   0.08188   0.0085   1.0000   0.2981
  -3.250  -0.4763   0.08415   0.07915   0.0089   1.0000   0.3090
  -3.000  -0.4720   0.08181   0.07676   0.0087   1.0000   0.3232
  -2.750  -0.4662   0.07969   0.07459   0.0087   1.0000   0.3385
  -2.500  -0.4606   0.07695   0.07190   0.0109   1.0000   0.3480
  -2.250  -0.4545   0.07456   0.06950   0.0117   1.0000   0.3628
  -1.750  -0.3594   0.06190   0.05500  -0.0114   1.0000   0.1827
  -1.500  -0.3456   0.05977   0.05271  -0.0111   1.0000   0.1798
  -1.250  -0.2225   0.05586   0.04740  -0.0286   0.9442   0.1717
  -1.000  -0.1654   0.05437   0.04540  -0.0335   0.9139   0.1803
  -0.750  -0.1197   0.05331   0.04400  -0.0365   0.8919   0.1937
  -0.500  -0.0835   0.05219   0.04256  -0.0377   0.8717   0.2117
  -0.250  -0.0450   0.05160   0.04180  -0.0392   0.8531   0.2452
   0.000  -0.0071   0.05143   0.04157  -0.0406   0.8350   0.2915
   0.250   0.0311   0.05118   0.04122  -0.0421   0.8175   0.3348
   0.500   0.0724   0.05058   0.04044  -0.0440   0.8007   0.3651
   0.750   0.1248   0.05007   0.03967  -0.0480   0.7838   0.4014
   1.000   0.1630   0.04970   0.03921  -0.0502   0.7644   0.4341
   1.250   0.2110   0.04901   0.03865  -0.0538   0.7480   0.4771
   1.500   0.2653   0.04745   0.03770  -0.0575   0.7358   0.5568
   2.000   0.4092   0.04746   0.03795  -0.0737   0.7012   1.0000
   2.250   0.4508   0.04715   0.03731  -0.0749   0.6894   1.0000
   2.500   0.4726   0.04755   0.03751  -0.0739   0.6747   1.0000
   2.750   0.4903   0.04823   0.03801  -0.0725   0.6605   1.0000
   3.000   0.5040   0.04924   0.03888  -0.0709   0.6470   1.0000
   3.250   0.5222   0.05006   0.03957  -0.0698   0.6352   1.0000
   3.500   0.5646   0.04938   0.03871  -0.0706   0.6276   1.0000
   3.750   0.5633   0.05154   0.04080  -0.0680   0.6145   1.0000
   4.000   0.6164   0.05006   0.03916  -0.0695   0.6097   1.0000
   4.500   0.5881   0.05690   0.04594  -0.0633   0.5851   1.0000
   4.750   0.6310   0.05613   0.04505  -0.0638   0.5793   1.0000
   5.000   0.5974   0.06147   0.05040  -0.0604   0.5685   1.0000
   5.250   0.6361   0.06114   0.04999  -0.0607   0.5629   1.0000
   5.500   0.6000   0.06686   0.05572  -0.0576   0.5538   1.0000
   5.750   0.6301   0.06728   0.05608  -0.0575   0.5474   1.0000
   6.000   0.6102   0.07191   0.06071  -0.0555   0.5408   1.0000
   6.250   0.6074   0.07506   0.06385  -0.0544   0.5343   1.0000
   6.500   0.6368   0.07566   0.06440  -0.0541   0.5274   1.0000
   6.750   0.6072   0.08112   0.06989  -0.0525   0.5224   1.0000
   7.000   0.6308   0.08224   0.07098  -0.0521   0.5151   1.0000
   7.250   0.6260   0.08579   0.07453  -0.0512   0.5096   1.0000
   7.500   0.6112   0.09020   0.07898  -0.0504   0.5060   1.0000
   7.750   0.6145   0.09323   0.08201  -0.0500   0.5015   1.0000
   8.000   0.6382   0.09482   0.08358  -0.0498   0.4949   1.0000
   8.250   0.6293   0.09930   0.08808  -0.0497   0.4947   1.0000
   8.500   0.6270   0.10339   0.09221  -0.0498   0.4952   1.0000
   8.750   0.6353   0.10718   0.09603  -0.0503   0.4965   1.0000
   9.000   0.5216   0.11991   0.10900  -0.0528   0.5896   1.0000
   9.250   0.5383   0.12248   0.11156  -0.0530   0.5804   1.0000
   9.500   0.5423   0.12498   0.11405  -0.0527   0.5741   1.0000
   9.750   0.5593   0.12745   0.11652  -0.0529   0.5639   1.0000
<< Back to GOE 505 AIRFOIL (goe505-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 505 AIRFOIL (goe505-il)